RU2461778C2 - Диффузионная камера газотурбинного двигателя, камера сгорания и содержащий их газотурбинный двигатель - Google Patents

Диффузионная камера газотурбинного двигателя, камера сгорания и содержащий их газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2461778C2
RU2461778C2 RU2008102392/06A RU2008102392A RU2461778C2 RU 2461778 C2 RU2461778 C2 RU 2461778C2 RU 2008102392/06 A RU2008102392/06 A RU 2008102392/06A RU 2008102392 A RU2008102392 A RU 2008102392A RU 2461778 C2 RU2461778 C2 RU 2461778C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
chamber
combustion chamber
fairing
diffusion
gas turbine
Prior art date
Application number
RU2008102392/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008102392A (ru
Inventor
Патрис КОММАРЕ (FR)
Патрис КОММАРЕ
Мишель ДЕЗОЛЬТИ (FR)
Мишель ДЕЗОЛЬТИ
Ромэн ЛЮНЕЛЬ (FR)
Ромэн ЛЮНЕЛЬ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2008102392A publication Critical patent/RU2008102392A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2461778C2 publication Critical patent/RU2461778C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/26—Controlling the air flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/50—Combustion chambers comprising an annular flame tube within an annular casing
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)

Abstract

Диффузионная камера газотурбинного двигателя размещена между наружным картером и внутренним картером двигателя, питаема воздухом через входной диффузионный канал и содержит камеру сгорания сходящегося типа. Камера сгорания ограничивает наружный кольцевой канал с наружным картером и внутренний кольцевой канал с внутренним картером. Диффузионная камера содержит обтекатель, частично перекрывающий наружный кольцевой канал. Обтекатель содержит корпус, выполненный в виде круглой детали, образованной вращением вокруг оси обтекателя. Корпус расположен между двумя плоскостями, по существу поперечными к упомянутой оси обтекателя и имеет плоское сечение. Также корпус содержит радиально наружный конец и радиально внутренний конец. Обтекатель содержит наружный борт, начинающийся от упомянутого радиально наружного конца, и радиально внутренний борт, начинающийся от радиально внутреннего конца, а также крепежные средства, предназначенные для его крепления на камере сгорания. Другими объектами настоящего изобретения является камера сгорания, расположенная в диффузионной камере, описанной выше, а также газотурбинный двигатель, содержащий такую диффузионную камеру. Изобретение позволяет уменьшить потери давления. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к области камер сгорания для газотурбинных двигателей, таких как турбореактивные двигатели. В частности, оно касается диффузионной камеры, содержащей обтекатель на камере сгорания.
В дальнейшем термины «осевой», «радиальный», «поперечный» соответствуют осевому направлению, радиальному направлению и поперечной плоскости газотурбинного двигателя соответственно, а термины «вход» и «выход» соответствуют направлению потока газов в газотурбинном двигателе.
Известная камера сгорания, называемая расходящейся, изображена на фиг.10, где в осевом разрезе показана половина камеры сгорания, поскольку ее другая половина выполнена симметрично по отношению к оси (не показана) двигателя. Камера 110 сгорания включена в диффузионную камеру 130, которая представляет собой кольцевое пространство, которое ограничено между наружным картером 132 и внутренним картером 134 и в которое поступает сжатый окислитель топлива от находящегося на входе компрессора (не показан) через кольцевой диффузионный канал 136.
Эта так называемая расходящаяся камера 110 сгорания классического типа содержит наружную стенку 112 и внутреннюю стенку 114, которые являются коаксиальными и по существу конусными и которые расширяются от входа к выходу под углом конусности α1. Наружная 112 и внутренняя 114 стенки камеры 110 сгорания соединены между собой со стороны входа камеры сгорания дном 116 камеры.
Дно 116 камеры оборудовано системами 118 впрыска, через которые проходят форсунки 120, подающие топливо в камеру 110 сгорания, в которой происходят реакции горения.
В результате этих реакций горения происходит излучение тепла от выхода ко входу в направлении дна 116 камеры. Чтобы избежать повреждения этого дна 116 камеры, предусматривают экраны тепловой защиты, называемые также отражателями 122, расположенные на внутренней стороне дна 116 камеры. Они охлаждаются охлаждающей воздушной струей, проходящей в камеру 110 сгорания через отверстия 124 охлаждения, выполненные в дне 116 камеры. Эти воздушные струи, проходящие от входа к выходу, направляются обтекателем 126 камеры, проходят через дно 116 камеры через отверстия 124 охлаждения и обдувают переднюю сторону отражателей 122. Обтекатель 126 служит также для направления воздуха, питающего системы 118 впрыска. Он имеет по существу полутороидальную форму и выполнен между двумя концентричными бортами крепления к бортам дна 116 камеры. Центральный участок обтекателя 126 выполнен открытым для прохождения топливных трубок к форсункам 120. Отверстия могут представлять собой единую, по существу круглую щель. В этом случае обтекатель 126 состоит из двух боковин, называемых козырьками. В альтернативном варианте отверстия могут представлять собой комплект окон, каждое из которых ведет к группе форсунок.
В более поздних конструкциях камер сгорания, называемых сходящимися, наружная и внутренняя стенки камеры сгорания имеют наклон, расширяясь от выхода к входу, а не от входа к выходу, как в описанных выше классических так называемых расходящихся камерах сгорания.
Такая расходящаяся камера 10 сгорания частично показана в осевом разрезе на фиг.11. На этой фиг.11 показаны осевое направление 100, параллельное оси турбореактивного двигателя, образующее направление 200 камеры 10 сгорания и угол конусности α2 между этими двумя осями 100, 200. Камера 10 сгорания содержит наружную стенку 12 и внутреннюю стенку 14, которые являются коаксиальными и по существу усеченными конусными, расширяясь от выхода ко входу с углом конусности α2.
Наружная 12 и внутренняя 14 стенки камеры 10 сгорания соединены между собой со стороны входа камеры сгорания дном 16 камеры, которое является деталью по существу в виде усеченного конуса, расположенной между двумя по существу поперечными плоскостями, расширяясь от входа к выходу. Дно 16 камеры сопрягается с каждой из двух наружной 12 и внутренней 14 стенок камеры 10 сгорания. Оно оборудовано системами 18 впрыска, через которые проходят форсунки 20, проходящие через наружный картер 32 и подающие топливо в камеру 10 сгорания, где происходят реакции горения.
Камера 10 сгорания включена в диффузионную камеру 30, которая представляет собой кольцевое пространство, которое ограничено между наружным картером 32 и внутренним картером 34 и в которое поступает сжатый окислитель топлива от находящегося на входе центробежного компрессора (не показан) через кольцевой диффузионный канал 36. Как правило, окислителем топлива является воздух. Камера 10 сгорания установлена внутри диффузионной камеры 30 между наружной частью 28 и внутренней частью 29 этой диффузионной камеры 30. Наружная часть 28 диффузионной камеры 30 образует кольцевое и конусное пространство, заключенное между наружным картером 32 и наружной стенкой 12 камеры 10 сгорания. Внутренняя часть 29 диффузионной камеры 30 образует кольцевое и конусное пространство, заключенное между внутренним картером 34 и внутренней стенкой 14 камеры 10 сгорания.
Часть окислителя, который, как правило, является воздухом, поступает в диффузионную камеру 30, затем в камеру 10 сгорания и участвует в происходящих там реакциях горения. Впуск окислителя в камеру 10 сгорания направляется обтекателем 226. Другая часть окислителя проходит в диффузионной камере 30, огибая камеру 10 сгорания, с одной стороны в наружной части 12 диффузионной камеры 30, заключенной между наружным картером 32 и наружной стенкой 12 камеры сгорания, и с другой стороны во внутренней части 29 диффузионной камеры 30, заключенной между внутренним картером 14 и внутренней стенкой 34 камеры сгорания.
При такой конфигурации создается дисбаланс между наружным потоком, огибающим камеру 10 сгорания и проходящим в наружной части 28 диффузионной камеры 30, и внутренним потоком, огибающим эту же камеру 10 сгорания и проходящим во внутренней части 29 диффузионной камеры 30. В результате потери давления через наружную стенку 12, которые соответствуют разности давления между наружной частью 28 диффузионной камеры 30 и внутренним объемом камеры 10 сгорания, превышают потери давления через внутреннюю стенку 14, которые соответствуют разности давления между внутренней частью 29 диффузионной камеры 30 и внутренним объемом камеры 10 сгорания.
Этот дисбаланс потерь давления между наружной стенкой 12 и внутренней стенкой 14 отрицательно сказывается на нормальной работе камеры 10 сгорания. Действительно, поступление и разбавление первичных струй происходит лучше на уровне наружной стенки 12, чем на уровне внутренней стенки 14. Кроме того, из-за того, что потери давления являются меньшими через внутреннюю стенку 14, охлаждение последней более затруднено.
Кроме того, потери давления приводят к снижению питания воздухом систем 18 впрыска, так как диффузор 36 не находится непосредственно перед системами 18 впрыска.
Задачей настоящего изобретения является устранение этих недостатков и существенное уменьшение этого дисбаланса за счет новой концепции.
Первым объектом настоящего изобретения является диффузионная камера газотурбинного двигателя, размещенная между наружным картером и внутренним картером, питаемая воздухом через входной диффузионный канал, содержащая камеру сгорания сходящегося типа, образующую наружный кольцевой канал с наружным картером и внутренний кольцевой канал с внутренним картером, отличающаяся тем, что содержит обтекатель, частично перекрывающий наружный кольцевой канал. В частности, обтекатель выполнен со стороны дна камеры сгорания.
Предпочтительно, чтобы обтекатель содержал корпус, выполненный, по существу, в виде круглой детали, образованной вращением вокруг оси обтекателя, при этом упомянутый корпус расположен между двумя плоскостями, по существу поперечными к оси обтекателя.
Предпочтительно также, чтобы упомянутые две плоскости совпадали, и упомянутый корпус являлся кольцевым участком диска.
Предпочтительно также, чтобы упомянутые две плоскости были отделены друг от друга, и упомянутый корпус имел вид усеченного конуса.
Предпочтительно также, чтобы упомянутый корпус имел по существу плоское сечение и содержал радиально наружный конец и радиально внутренний конец, и упомянутый обтекатель содержал наружный борт, начинающийся от упомянутого радиально наружного конца, и внутренний борт, начинающийся от упомянутого радиально внутреннего конца.
Кроме того, обтекатель содержит, по меньшей мере, одно отверстие, выполненное в упомянутом корпусе. Предпочтительно упомянутое отверстие является отверстием с отбортованным краем.
Кроме того, обтекатель содержит крепежные средства, предназначенные для его крепления на камере сгорания. Предпочтительно упомянутые крепежные средства выполнены на упомянутом внутреннем борту.
Вторым объектом настоящего изобретения является камера сгорания, расположенная в диффузионной камере, являющейся первым объектом изобретения.
Если камера сгорания является камерой, содержащей наружную стенку, внутреннюю стенку и дно камеры, соединяющее упомянутые стенки, обтекатель крепят к дну камеры. В частности, обтекатель крепят к камере сгорания со стороны соединения дна камеры с упомянутой наружной стенкой. Для крепления обтекателя на дне камеры, если обтекатель содержит внутренний борт, выполненный от радиально внутреннего конца корпуса обтекателя, упомянутый внутренний борт крепят на передней стороне дна камеры.
Третьим объектом настоящего изобретения является газотурбинный двигатель, в частности турбореактивный двигатель, который содержит диффузионную камеру, являющуюся первым объектом изобретения, с камерой сгорания, являющейся вторым объектом изобретения. Если газотурбинный двигатель является двигателем, содержащим камеру сгорания, а также наружный картер и внутренний картер, между которыми находится упомянутая камера сгорания, он предпочтительно содержит обтекатель с наружным бортом, опирающимся на упомянутый наружный картер. В частности, опора обтекателя на наружный картер обеспечивает осевой зазор между двумя деталями.
Настоящее изобретение будет более очевидно из нижеследующего подробного описания частных вариантов осуществления изобретения, представленных в качестве неограничительных примеров, со ссылками на прилагаемые чертежи, в числе которых:
фиг.1 изображает вид в осевом разрезе части газотурбинного двигателя, содержащего так называемую сходящуюся камеру сгорания, при этом на фигуре показана половина камеры сгорания и половина обтекателя в соответствии с настоящим изобретением, поскольку другая половина аналогична ввиду симметричности конструкции;
фиг.2 - увеличенный вид детали, показанной на фиг.1, первого варианта выполнения обтекателя в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.3 - вид спереди в направлении стрелки III фиг.2 отверстий обтекателя в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.4-7 - схематичный вид других форм отверстий в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.8 - схематичный вид в осевом разрезе обтекателя согласно первому варианту выполнения;
фиг.9 - вид, аналогичный фиг.8, второго варианта выполнения обтекателя;
фиг.10 - вид в осевом разрезе так называемой расходящейся камеры сгорания из предшествующего уровня техники, содержащей известный обтекатель;
фиг.11 - вид в осевом разрезе так называемой сходящейся камеры сгорания, оборудованной другим обтекателем из предшествующего уровня техники.
На фиг.1 в осевом разрезе показана половина камеры сгорания сходящегося типа. Эта камера 10 сгорания по существу аналогична камере из предшествующего уровня техники, показанной на фиг.11, и содержит наружную стенку 12 и внутреннюю стенку 14, которые являются коаксиальными и выполненными в виде усеченного конуса, при этом стенки расширяются от выхода ко входу и имеют угол конусности α2.
Камера 10 сгорания включена в диффузионную камеру 30, которая представляет собой кольцевое пространство, ограниченное между наружным картером 32 и внутренним картером 34, в которое выходит кольцевой диффузионный канал 36. Диффузионная камера 30 содержит наружную часть 28, ограниченную между наружным картером 32 и наружной стенкой 12 камеры 10 сгорания, а также внутреннюю часть 29, ограниченную между внутренним картером 34 и внутренней стенкой 14 камеры 10 сгорания.
Наружная 12 и внутренняя 14 стенки соединены со стороны входа камеры сгорания дном 16 камеры, по существу аналогичным дну, показанному на фиг.11, и оборудованным системами 18 впрыска, через которые проходят форсунки 20, проходящие через наружный картер 32.
Эта камера 10 сгорания в соответствии с настоящим изобретением отличается от известной камеры сгорания, показанной на фиг.11, своим обтекателем 26 и соединением этого обтекателя 26 с дном 16 камеры.
Как показано на фиг.1, 2, 8 и 9, обтекатель 26 в соответствии с настоящим изобретением является кольцевой деталью, образованной вращением вокруг оси 260 обтекателя и выполненной между наружным картером 32 и камерой 10 сгорания, перекрывая наружную часть 28 диффузионной камеры 30. Он содержит корпус 40 обтекателя по существу плоского сечения, а также радиально наружный конец 42 и радиально внутренний конец 44. Обтекатель 26 содержит наружный борт 46, выполненный, начиная от радиально наружного конца 42, и внутренний борт 48, выполненный, начиная от радиально внутреннего конца 44.
Согласно первому варианту выполнения, показанному, в частности, на фиг.8, корпус 40 выполнен в виде усеченного конуса, заключенного между двумя плоскостями Р1 и Р2, поперечными к оси 260 обтекателя. Когда обтекатель 26 устанавливают на место в диффузионной камере 30, наружный борт 46 обтекателя 26 направлен по существу в сторону входа диффузионной камеры 30, а внутренний борт 48 обтекателя 26 направлен, по существу, в сторону оси 260 обтекателя, которая в этом случае совпадает с осью 100 турбореактивного двигателя.
Согласно второму варианту выполнения, показанному, в частности, на фиг.9, корпус 40 выполнен в виде участка диска, заключенного в плоскость Р3, поперечную к оси 260 обтекателя. Когда обтекатель 26 устанавливают на место в диффузионную камеру 30, наружный борт 46 и внутренний борт 48 обтекателя 26 по существу направлены по ходу диффузионной камеры 30. Кроме того, когда обтекатель 26 находится в рабочем состоянии, ось 260 обтекателя и ось 100 турбореактивного двигателя совпадают.
Согласно первому или второму вариантам выполнения обтекателя 26 его крепят на камере 10 сгорания.
Как показано на фиг.1, дно 16 камеры и наружную стенку 12 герметично крепят друг к другу. В примере, показанном на фиг.1 и 2, это крепление осуществляют при помощи винтового или болтового соединения 15 между фланцем 102 наружной стенки 12 и фланцем 106 дна 16 камеры, причем эти два фланца направлены радиально наружу. Эти фланцы могут быть кольцевыми вокруг оси 100 турбореактивного двигателя (фиг.1 и 2) или усеченными конусными вокруг этой же оси.
Предпочтительно обтекатель 26 крепят на камере 10 сгорания при помощи крепежных средств, выполненных на внутреннем борту 48. В примере, показанном на фиг.1 и 2, эти крепежные средства содержат отверстия (на фигурах не видны) и винты и/или болты 45, проходящие через эти отверстия и крепящиеся на стенке камеры сгорания. Предпочтительно обтекатель 26 крепят на передней стороне 166 дна 16 камеры. В показанном примере упомянутые винты и/или болты 45 совпадают с описанным выше винтовым или болтовым соединением 15, при этом крепление осуществляют в месте соединения между наружной стенкой 12 камеры 10 сгорания и дном 16 камеры. Отверстия и винты и/или болты 45 распределены, например, на периферии внутреннего борта 48 обтекателя 26. Аналогично крепежные фланцы 102 и 106 содержат крепежные отверстия, равномерно распределенные на их периферии.
Согласно изобретению наружный борт 46 обтекателя 26 не закреплен, а просто опирается на внутреннюю сторону наружного картера 32, ограничивающую диффузионную камеру 30. Преимуществом такого незакрепленного соединения является возможность относительного перемещения скольжением обтекателя 26 по отношению к упомянутому наружному картеру 32 в направлении, по существу параллельном оси 100 турбореактивного двигателя. За счет направления этого наружного борта 46 по отношению к корпусу 40 обтекателя 26 (см. фиг.2) соединение между упомянутым обтекателем 26 и упомянутым наружным картером 32 является герметичным или почти герметичным соединением с учетом монтажного зазора.
На фиг.3 показан вид спереди корпуса 40 обтекателя 26, при этом обтекатель 26 согласно первому варианту или второму варианту выполнения предпочтительно содержит, по меньшей мере, одно сквозное отверстие 50, проходящее через упомянутый корпус 40. За счет этого перекрывание наружной части 28 диффузионной камеры 30 упомянутым обтекателем 26 не является полностью герметичным, а наоборот, пропускает окислитель, который является воздухом.
На практике обтекатель 26 содержит множество отверстий 50, выполненных на корпусе 40 и равномерно распределенных на нем в окружном направлении. Например, отверстия 50 выполнены в количестве, идентичном количеству систем впрыска, проходящих через дно 16 камеры, и находятся в продолжении соответствующих осей 52 впрыска. Согласно частному варианту выполнения упомянутые отверстия 50 являются отверстиями 50 с отбортованным краем, при этом край каждого отверстия 50 направлен в сторону выхода турбореактивного двигателя 2, когда обтекатель 26 устанавливают в упомянутом турбореактивном двигателе 2. Отверстия с отбортованным краем позволяют лучше направлять поток, чем отверстия без отбортованного края.
Формы и размеры отверстий 50 определяют в зависимости от расхода окислителя, который необходимо пропускать через упомянутые отверстия 50. Из соображений упрощения процесса изготовления такого обтекателя 26 отверстия 50 можно выполнять идентичными друг другу на одном и том же корпусе 40 обтекателя 26. В примере, показанном на фиг.3, упомянутые отверстия 50 являются по существу круглыми. Согласно другим вариантам выполнения упомянутые отверстия являются по существу овальными или эллипсоидными (фиг.4), или по существу прямоугольными (фиг.6), или даже щелевидными (фиг.7). Можно выбрать и другие формы.
Таким образом, наличие отверстий 50, их форма(ы) и их размеры позволяют калибровать потери давления, связанные с воздушным потоком, огибающим камеру 10 сгорания и проходящим через наружную часть 28 диффузионной камеры. Таким образом, можно регулировать баланс между потерями давления этого наружного огибающего воздушного потока и потерями давления внутреннего огибающего воздушного потока, который проходит через внутреннюю часть 29 диффузионной камеры и который предназначен для питания систем 18 впрыска и внутренней стенки 14 камеры 10 сгорания.
Преимущество изобретения состоит в том, что внутренний воздушный поток, огибающий камеру 10 сгорания, улучшается за счет формы обтекателя 26. Действительно, внутренний огибающий поток направляется в сторону систем 18 впрыска и внутренней части 29 диффузионной камеры 30 поверхностью, находящейся между отверстиями 50 обтекателя 26.

Claims (14)

1. Диффузионная камера (30) газотурбинного двигателя, размещенная между наружным картером (32) и внутренним картером (34) упомянутого двигателя, питаемая воздухом через входной диффузионный канал (36), содержащая камеру (10) сгорания сходящегося типа, ограничивающую наружный кольцевой канал (28) с наружным картером (32) и внутренний кольцевой канал с внутренним картером (34), отличающаяся тем, что содержит обтекатель, частично перекрывающий наружный кольцевой канал, причем указанный обтекатель (26) содержит корпус (40), выполненный, по существу, в виде круглой детали, образованной вращением вокруг оси (260) обтекателя, расположенный между двумя плоскостями (P1, P2; Р3, Р3), по существу, поперечными к упомянутой оси (260) обтекателя, имеющий, по существу, плоское сечение и содержащий радиально наружный конец (42) и радиально внутренний конец (44), причем упомянутый обтекатель (26) содержит наружный борт (46), начинающийся от упомянутого радиально наружного конца (42), и радиально внутренний борт (48), начинающийся от радиально внутреннего конца (44), а также крепежные средства (45), предназначенные для его крепления на камере (10) сгорания.
2. Диффузионная камера (30) по п.1, в которой обтекатель расположен со стороны дна камеры сгорания.
3. Диффузионная камера (30) по п.1, в которой упомянутые две плоскости (Р3, Р3) совпадают, и упомянутый корпус (40) является кольцевым участком диска.
4. Диффузионная камера (30) по п.3, в которой упомянутые две плоскости (P1, P2) отделены друг от друга, и упомянутый корпус (40) имеет вид усеченного конуса, расширяясь от выхода ко входу.
5. Диффузионная камера (30) по п.1, в которой обтекатель (26) содержит, по меньшей мере, одно отверстие (50), выполненное в упомянутом корпусе (40).
6. Диффузионная камера (30) по п.5, в которой упомянутое отверстие (50) является отверстием с отбортованным краем.
7. Диффузионная камера (30) по п.1, в которой упомянутые крепежные средства (45) выполнены на упомянутом внутреннем борту (48).
8. Камера (10) сгорания, расположенная в диффузионной камере по п.1, при этом камера (10) сгорания содержит наружную стенку (12), внутреннюю стенку (14) и дно (16) камеры, соединяющее упомянутые стенки (12, 14), в которой обтекатель (26) крепят к дну (16) камеры.
9. Камера (10) сгорания по п.8, в которой обтекатель (26) крепят к камере (10) сгорания со стороны соединения упомянутого дна (16) камеры с упомянутой наружной стенкой (12).
10. Камера (10) сгорания по п.9, в которой обтекатель (26) содержит внутренний борт (48), выполненный от радиально внутреннего конца (44) корпуса обтекателя (26), при этом упомянутый внутренний борт (48) крепят на передней стороне (166) дна (16) камеры.
11. Газотурбинный двигатель, содержащий диффузионную камеру по п.1.
12. Газотурбинный двигатель по п.11, содержащий камеру (10) сгорания по одному из пп.8-10.
13. Газотурбинный двигатель по п.12, содержащий камеру (10) сгорания, а также наружный картер (32) и внутренний картер (34), между которыми находится упомянутая камера (10) сгорания, и содержащий обтекатель (26) с наружным бортом (46), опирающимся на упомянутый наружный картер (32).
14. Газотурбинный двигатель по п.13, в котором опора упомянутого обтекателя (26) на упомянутый наружный картер (32) обеспечивает осевой зазор между этими двумя деталями (26, 32).
RU2008102392/06A 2007-01-23 2008-01-22 Диффузионная камера газотурбинного двигателя, камера сгорания и содержащий их газотурбинный двигатель RU2461778C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0700453 2007-01-23
FR0700453A FR2911669B1 (fr) 2007-01-23 2007-01-23 Carenage pour chambre de combustion, chambre de combustion en etant equipee et turboreacteur les comportant.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008102392A RU2008102392A (ru) 2009-07-27
RU2461778C2 true RU2461778C2 (ru) 2012-09-20

Family

ID=38441434

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008102392/06A RU2461778C2 (ru) 2007-01-23 2008-01-22 Диффузионная камера газотурбинного двигателя, камера сгорания и содержащий их газотурбинный двигатель

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7823387B2 (ru)
EP (1) EP1950497B1 (ru)
JP (1) JP5013479B2 (ru)
CA (1) CA2619372C (ru)
FR (1) FR2911669B1 (ru)
RU (1) RU2461778C2 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2920032B1 (fr) 2007-08-13 2014-08-22 Snecma Diffuseur d'une turbomachine
FR2927951B1 (fr) * 2008-02-27 2011-08-19 Snecma Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine
FR2927949B1 (fr) * 2008-02-27 2010-03-26 Snecma Diffuseur de turbomachine comportant des voiles annulaires echancres
FR2931929B1 (fr) * 2008-05-29 2010-06-04 Snecma Chambre de combustion annulaire de moteur a turbine a gaz
EP2971649A4 (en) 2013-03-14 2016-03-16 United Technologies Corp GAS TURBINE ENGINEERING DESIGN WITH NEST OF CONCENTRIC COMBUSTION CHAMBER
US11988145B2 (en) * 2018-01-12 2024-05-21 Rtx Corporation Apparatus and method for mitigating airflow separation around engine combustor
US11262071B2 (en) 2019-07-24 2022-03-01 Raytheon Technologies Corporation Combustor particulate deflector

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4462204A (en) * 1982-07-23 1984-07-31 General Electric Company Gas turbine engine cooling airflow modulator
US6314716B1 (en) * 1998-12-18 2001-11-13 Solar Turbines Incorporated Serial cooling of a combustor for a gas turbine engine
WO2005036057A1 (en) * 2003-10-14 2005-04-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Aerodynamic trip for a combustion system
RU2266477C2 (ru) * 2000-05-05 2005-12-20 Дженерал Электрик Компани Камера сгорания (варианты)
US20060242939A1 (en) * 2005-04-28 2006-11-02 Snecma Easily demountable combustion chamber with improved aerodynamic performance

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1165074A (fr) * 1956-10-11 1958-10-17 Stromungsmaschinen G M B H Ans Turbine à gaz
GB1021588A (en) * 1963-12-04 1966-03-02 Rolls Royce Combustion equipment for a gas turbine engine
FR2133832B1 (ru) * 1971-04-15 1975-10-24 United Aircraft Canada
US4380895A (en) * 1976-09-09 1983-04-26 Rolls-Royce Limited Combustion chamber for a gas turbine engine having a variable rate diffuser upstream of air inlet means
US20020157400A1 (en) * 2001-04-27 2002-10-31 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine with combined can-type and annular combustor and method of operating a gas turbine
FR2825784B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine utilisant les trous de dilution
DE50212581D1 (de) * 2002-12-10 2008-09-11 Siemens Ag Gasturbine
US6895761B2 (en) * 2002-12-20 2005-05-24 General Electric Company Mounting assembly for the aft end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor
US7185497B2 (en) * 2004-05-04 2007-03-06 Honeywell International, Inc. Rich quick mix combustion system
FR2905166B1 (fr) * 2006-08-28 2008-11-14 Snecma Sa Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine.

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4462204A (en) * 1982-07-23 1984-07-31 General Electric Company Gas turbine engine cooling airflow modulator
US6314716B1 (en) * 1998-12-18 2001-11-13 Solar Turbines Incorporated Serial cooling of a combustor for a gas turbine engine
RU2266477C2 (ru) * 2000-05-05 2005-12-20 Дженерал Электрик Компани Камера сгорания (варианты)
WO2005036057A1 (en) * 2003-10-14 2005-04-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Aerodynamic trip for a combustion system
US20060242939A1 (en) * 2005-04-28 2006-11-02 Snecma Easily demountable combustion chamber with improved aerodynamic performance

Also Published As

Publication number Publication date
JP5013479B2 (ja) 2012-08-29
CA2619372A1 (fr) 2008-07-23
JP2008180496A (ja) 2008-08-07
US7823387B2 (en) 2010-11-02
RU2008102392A (ru) 2009-07-27
FR2911669A1 (fr) 2008-07-25
EP1950497A1 (fr) 2008-07-30
US20080245053A1 (en) 2008-10-09
CA2619372C (fr) 2015-06-02
EP1950497B1 (fr) 2017-10-25
FR2911669B1 (fr) 2011-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2461778C2 (ru) Диффузионная камера газотурбинного двигателя, камера сгорания и содержащий их газотурбинный двигатель
US11519361B2 (en) Exhaust cone with flexible fitting
US9644843B2 (en) Combustor heat-shield cooling via integrated channel
RU2406932C2 (ru) Обтекатель камеры сгорания газотурбинного двигателя, камера сгорания, включающая такой обтекатель, газотурбинный двигатель с такой камерой сгорания (варианты)
US7412834B2 (en) Annular combustion chamber for a turbomachine with an improved inner fastening flange
US6286317B1 (en) Cooling nugget for a liner of a gas turbine engine combustor having trapped vortex cavity
US7827798B2 (en) System for ventilating a combustion chamber wall in a turbomachine
US20080041033A1 (en) Gas turbine engine exhaust duct ventilation
US20130312420A1 (en) Chamber-bottom baffle, combustion chamber comprising same and gas turbine engine fitted therewith
JP2004011638A (ja) ガスタービンエンジンのボルト留めフランジ用の構造カバー
RU2572736C2 (ru) Аэродинамический обтекатель задней части камеры сгорания турбомашины
JPH09310622A (ja) ガスタービン用の三通路ディフューザ
US20080060360A1 (en) Combustor with enhanced cooling access
US10088162B2 (en) Combustor with grommet having projecting lip
US9127841B2 (en) Turbomachine combustion chamber comprising improved means of air supply
US9976743B2 (en) Dilution hole assembly
RU2435108C2 (ru) Камера сгорания, способ ее изготовления и турбореактивный двигатель, оборудованный такой камерой сгорания
US11852345B2 (en) Pre-diffuser for a gas turbine engine
US8961118B2 (en) Structural cooling fluid tube for supporting a turbine component and supplying cooling fluid
RU2660729C2 (ru) Камера сгорания для турбинного двигателя с равномерным забором воздуха через систему впрыска топлива
US9027350B2 (en) Gas turbine engine having dome panel assembly with bifurcated swirler flow
RU2477822C2 (ru) Сепаратор, предназначенный для питания турбины охлаждающим воздухом, газотурбинный двигатель
US20130145766A1 (en) Two-stage combustor for gas turbine engine
US20150107256A1 (en) Combustor for gas turbine engine
US20130145767A1 (en) Two-stage combustor for gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner